НОК двух чисел

Коэффициент давления, полученный из теории косого удара Калькулятор

Инженерное дело Детская площадка Здоровье математика Больше >>

↳

Механический Гражданская Материаловедение Технология производства Больше >>

⤿

механика жидкости Дизайн машин Инженерное дело Криогенные системы Больше >>

⤿

Гиперзвуковой поток Введение в основы механики жидкости Вычислительная динамика жидкости Гидростатическая жидкость Больше >>

⤿

Отношение косого скачка Вычислительные гидродинамические решения Гиперзвуковой невязкий поток Гиперзвуковой поток и возмущения Больше >>

✖Угол волны — это угол между направлением гиперзвукового потока и волной, создаваемой косым скачком уплотнения в гидромеханике.ⓘ Угол волны [β]

+10%

-10%

✖Коэффициент давления — это безразмерное число, которое представляет собой относительную разницу давления на поверхности в потоке жидкости, показывая, как давление изменяется в различных условиях потока.ⓘ Коэффициент давления, полученный из теории косого удара [C_p]

⎘ копия

👎

Формула

LaTeX

сбросить

👍

Скачать Гиперзвуковой поток формула PDF PDF Image

Коэффициент давления, полученный из теории косого удара Решение

ШАГ 0: Сводка предварительного расчета

Используемая формула

Коэффициент давления = 2*(sin(Угол волны))^2
C_p = 2*(sin(β))^2
В этой формуле используются 1 Функции, 2 Переменные

Используемые функции

sin - Синус — тригонометрическая функция, описывающая отношение длины противолежащего катета прямоугольного треугольника к длине гипотенузы., sin(Angle)

Используемые переменные

Коэффициент давления - Коэффициент давления — это безразмерное число, которое представляет собой относительную разницу давления на поверхности в потоке жидкости, показывая, как давление изменяется в различных условиях потока.
Угол волны - (Измеряется в Радиан) - Угол волны — это угол между направлением гиперзвукового потока и волной, создаваемой косым скачком уплотнения в гидромеханике.

ШАГ 1. Преобразование входов в базовый блок

Угол волны: 0.5 Радиан --> 0.5 Радиан Конверсия не требуется

ШАГ 2: Оцените формулу

Подстановка входных значений в формулу

C_p = 2*(sin(β))^2 --> 2*(sin(0.5))^2

Оценка ... ...

C_p = 0.45969769413186

ШАГ 3: Преобразуйте результат в единицу вывода

0.45969769413186 --> Конверсия не требуется

ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ ОТВЕТ

0.45969769413186 ≈ 0.459698 <-- Коэффициент давления

(Расчет завершен через 00.004 секунд)

Вы здесь -

Дом » Инженерное дело » Механический » механика жидкости » Гиперзвуковой поток » Отношение косого скачка » Коэффициент давления, полученный из теории косого удара

Кредиты

Сделано Санджай Кришна

Инженерная школа Амрита (ASE), Валликаву

Санджай Кришна создал этот калькулятор и еще 300+!

Проверено Руши Шах

KJ Somaiya инженерный колледж (KJ Somaiya), Мумбаи

Руши Шах проверил этот калькулятор и еще 200+!

< Отношение косого скачка Калькуляторы

Компоненты параллельного восходящего потока после шока, когда число Маха стремится к бесконечности

LaTeX Идти Параллельные компоненты восходящего потока = Скорость жидкости в точке 1*(1-(2*(sin(Угол волны))^2)/(Коэффициент удельной теплоемкости-1))

Перпендикулярные компоненты восходящего потока за ударной волной

LaTeX Идти Перпендикулярные восходящие компоненты потока = (Скорость жидкости в точке 1*sin(2*Угол волны))/(Коэффициент удельной теплоемкости-1)

Угол волны для малого угла отклонения

LaTeX Идти Угол волны = (Коэффициент удельной теплоемкости+1)/2*(Угол отклонения*180/pi)*pi/180

Коэффициент давления, полученный из теории косого удара

LaTeX Идти Коэффициент давления = 2*(sin(Угол волны))^2

Узнать больше >>

Коэффициент давления, полученный из теории косого удара формула

LaTeX Идти

Коэффициент давления = 2*(sin(Угол волны))^2
C_p = 2*(sin(β))^2

Что такое косой удар?

Косой скачок уплотнения - это скачок уплотнения, который, в отличие от обычного скачка уплотнения, наклонен по отношению к направлению падающего вверх по потоку потока. Это произойдет, когда сверхзвуковой поток встречает угол, который эффективно превращает поток в себя и сжимает

Дом

БЕСПЛАТНО PDF-файлы

🔍 Поиск

Категории

доля

Let Others Know

✖

Facebook

Twitter

Copied!